Dom » registracija » Osnove aerodinamike glavnog rotora. Dizajn kolegija Karakteristika formule dizanja helikoptera

Osnove aerodinamike glavnog rotora. Dizajn kolegija Karakteristika formule dizanja helikoptera

Proračun vijka može se uvjetno podijeliti u tri uzastopne faze.

Svrha prve faze proračuna je odrediti procijenjeni polumjer, potisak i učinkovitost propelera.

Početni podaci prve faze su:

Preporučljivo je izvršiti izračun pomoću međunarodni sustav SI jedinice.

Ako je brzina rotora postavljena u okretajima u minuti, onda pomoću formule

Treba ga pretvoriti u radijane u sekundi.

Projektna brzina vijka V odabire se ovisno o namjeni ALS-a i vrijednosti

gdje je K izračunata maksimalna aerodinamička kvaliteta ultralakog zrakoplova; m je težina uzlijetanja.

Kod E
Kod vrijednosti E od 1000 do 1500 za projektnu brzinu propelera V o preporučljivo je uzeti brzinu krstarenja V cr.

A s vrijednostima E većim od 1500 za projektnu brzinu, možete uzeti brzinu izračunatu po formuli

Pri odabiru V o treba uzeti u obzir činjenicu da za danu snagu motora smanjenje projektne brzine V dovodi do smanjenja maksimalne brzine leta, a njezino povećanje dovodi do pogoršanja karakteristika uzlijetanja. ALS.

Na temelju uvjeta izbjegavanja transzvučnih strujanja, brzina vrha lopatice u. ne smije prelaziti 230 ... 250 m / s i samo u pojedinačni slučajevi kada mjenjač ne bi trebao biti ugrađen, a propeler ne može pokrenuti punu snagu motora, dopušteno je do 260 m/s.

Nepraktično je odabrati početnu vrijednost željene učinkovitosti iznad 0,8 za velike brzine i iznad 0,75 za male brzine ALS, budući da je to u praksi neizvedivo. Korak njegovog smanjenja u početku se može uzeti jednakim 0,05, a zatim smanjiti kako se približava stvarnoj vrijednosti učinkovitosti.

Na temelju početnih podataka uzastopno se određuju:

Ako se ispostavi da je traženi polumjer R veći od granice R GR, to znači da se ne može postići početno određena učinkovitost. Je li potrebno smanjiti za odabranu vrijednost i ponoviti ciklus, počevši od definicije nove vrijednosti? ...

Ciklus se ponavlja sve dok se ne ispuni uvjet RR GR. Ako je ovaj uvjet ispunjen, tada se provjerava da li periferna brzina vrha oštrice u K ne prelazi dopuštenu vrijednost u K.GR.

Ako je u K u K. GR, tada se nova vrijednost postavlja za iznos manji od prethodne i ciklus se ponavlja.

Nakon određivanja vrijednosti polumjera R, potiska P i učinkovitosti propelera, možete prijeći na drugu fazu izračuna.

Druga faza proračuna propelera

Svrha druge faze proračuna je određivanje potiska, potrošnje energije i geometrijskih dimenzija propeler.

Početni podaci za drugu fazu izračuna su:

Za proračune, lopatica propelera (slika 6.7)

Slika 6.7 Djelovanje sile strujanja na elemente lopatice propelera

Podijeljen je na konačan broj odsječaka dimenzija bR .. U ovom slučaju se pretpostavlja da nema vrtloga lopatice na svakom odabranom dijelu, a brzine i kutovi upadnog strujanja duž polumjera se ne mijenjaju. Sa smanjenjem R, odnosno s povećanjem broja razmatranih dionica, smanjuje se pogreška uzrokovana prihvaćenom pretpostavkom. Praksa pokazuje da ako za svaki odsječak uzmemo brzine i kutove svojstvene njegovom središnjem dijelu, tada pogreška postaje beznačajna kada se oštrica podijeli na 10 sekcija s R = 0,1r. Može se pretpostaviti da su prva tri dijela, računajući od os vijka, ne daju potisak, dok troše 4 ... 5% snage motora. Stoga je preporučljivo izvršiti izračun za sedam sekcija od = 0,3 do = 1,0.

Dodatno postaviti:

Preporučljivo je postaviti početnu maksimalnu relativnu širinu lopatice za drvene propelere na 0,08.

Zakon varijacije širine i relativne debljine lopatice može se specificirati u obliku formule, tablice ili crteža propelera (slika 6.1).

Slika 6.1 Propeler fiksnog nagiba

Vrijednosti napadnih kutova odabranih sekcija postavlja projektant, uzimajući u obzir inverznu aerodinamičku kvalitetu. Vrijednosti koeficijenata Cy i K = 1 / preuzete su iz grafikona na Sl. 6.4 i 6.5, uzimajući u obzir odabrani profil i vrijednosti i.

Slika 6.4 Ovisnost koeficijenta uzgona i inverzne aerodinamičke kvalitete o napadnom kutu i relativnoj debljini zračnog profila VS-2

Slika 6.5 Ovisnost koeficijenta uzgona i reverzne aerodinamičke kvalitete o napadnom kutu i relativnoj debljini za aeroprofil RAF-6

Prvi korak u drugoj fazi proračuna je određivanje brzine strujanja V u ravnini vijka. Ova brzina je određena formulom

Dobiveno iz zajedničkog rješenja jednadžbi potiska i strujanja zraka koji prolazi kroz područje koje briše propeler.

Pretpostavljene vrijednosti potiska P, polumjera R i površine S ohm uzimaju se iz prve faze proračuna.

Ako se kao rezultat izračuna pokaže da se snaga koju troši propeler razlikuje od raspoložive za ne više od 5 ... 10%, tada se druga faza izračuna može smatrati završenom.

Ako se snaga koju troši propeler razlikuje od raspoložive snage za 10 ... 20%, tada je potrebno povećati ili smanjiti širinu lopatice, uzimajući u obzir da potrošnja energije i potisak rotora variraju otprilike proporcionalno tetiva oštrice. Promjer, relativne debljine i kutovi ugradnje sekcija ostaju nepromijenjeni.

U nekim slučajevima može se pokazati da se snaga koju troši propeler i njegov potisak razlikuju više od 20% od onih pretpostavljenih na temelju rezultata prve faze proračuna. U ovom slučaju, prema omjeru potrošenih i raspoloživih kapaciteta

Pomoću grafa (slika 6.10) određuju se vrijednosti koeficijenata k R i k P. Ovi koeficijenti pokazuju koliko je puta potrebno promijeniti pretpostavljeni polumjer i potisak propelera, koji su početni za drugu fazu proračuna. Nakon toga se ponavlja druga faza izračuna.

Slika 6.10 Ovisnost korekcijskih faktora o omjeru potrošene i raspoložive snage

Na kraju druge faze proračuna, geometrijske dimenzije vijka (R, r, b, c i) potrebne za izradu u jedinicama prikladnim za njegovu izradu sažete su u tablici.

Treća faza proračuna propelera

Svrha treće faze je provjeriti snagu propelera. Ova faza proračuna svodi se na određivanje opterećenja koja djeluju u različitim presjecima lopatica i njihovu usporedbu s dopuštenim, uzimajući u obzir geometriju i materijal od kojeg su oštrice izrađene.

Za određivanje opterećenja, oštrica je podijeljena na zasebne elemente, kao u drugoj fazi izračuna, počevši od presjeka = 0,3 s korakom od 0,1 do = 1.

Na svaki odabrani element oštrice mase m polumjera r (slika 6.11) djeluje inercijska sila

Slika 6.11 Djelovanje sile aerodinamičkih sila na element lopatice propelera

I elementarna aerodinamička sila F. Pod utjecajem tih sila, iz svih elementarnih presjeka, oštrica se rasteže i savija. Kao rezultat toga, u materijalu oštrice nastaju vlačno-tlačna naprezanja. Najopterećeniji (slika 6.12)

Slika 6.12 Raspodjela naprezanja u presjeku lopatice propelera

Javljaju se vlakna stražnje strane oštrice, jer se u tim vlaknima zbrajaju naprezanja od inercijskih sila i momenta savijanja. Da bi se osigurala navedena čvrstoća, potrebno je da stvarna naprezanja u tim područjima koja su najudaljenija od osi presjeka lopatice budu manja od dopuštenih za odabrani materijal.

Vrijednosti radijusa r potrebnih za proračune, na kojima se nalaze razmatrani presjeci oštrice, tetive b, relativne debljine i sile F preuzete su iz tablica druge faze proračuna. Zatim se za svaki odjeljak redom određuju sljedeće:

Faktor punjenja k 3 ovisi o profilu koji se koristi za vijak. Za najčešće profile vijaka jednak je: Clark-Y- k 3 = 0,73; BC-2- k 3 = 0,7 i RAF-6- k 3 = 0,74.

Nakon izračunavanja vrijednosti P in na svakom zasebnom odjeljku, oni se zbrajaju od slobodnog kraja oštrice do presjeka koji se razmatra. Dijeljenjem ukupne sile koja djeluje u svakom razmatranom presjeku s površinom ovog presjeka, moguće je dobiti vlačna naprezanja iz inercijskih sila.

Naprezanja savijanja lopatice pod djelovanjem aerodinamičkih sila F određuju se kao za konzolnu gredu s neravnomjerno raspoređenim opterećenjem.

Kao što je ranije navedeno, maksimalna naprezanja bit će u pratećim vlaknima oštrice i definirana su kao zbroj naprezanja inercijskih i aerodinamičkih sila. Veličina ovih naprezanja ne smije prelaziti 60 ... 70% krajnje čvrstoće materijala oštrice.

Ako je osigurana čvrstoća lopatice, tada se izračun propelera može smatrati dovršenim.

Ako čvrstoća oštrice nije osigurana, tada je potrebno ili odabrati drugi, izdržljiviji materijal, ili, povećanjem relativne širine oštrice, ponoviti sve tri faze proračuna.

Ako je relativna širina oštrice veća od 0,075 za vijke od tvrdog drveta i 0,09 za vijke od mekog drveta, tada je treća faza proračuna nepotrebna, jer će se sigurno osigurati potrebna čvrstoća.

na temelju materijala: P.I. Chumak, V.F. Krivokrysenko "Proračun i dizajn ALS-a"

Uvod

Projektiranje helikoptera je složen proces koji se razvija tijekom vremena, podijeljen u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Zrakoplov koji se stvara mora zadovoljiti tehnički zahtjevi i udovoljavaju tehničkim i ekonomskim karakteristikama navedenim u specifikaciji projekta. Projektni zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegove izvedbene karakteristike koje osiguravaju visoke ekonomska učinkovitost te konkurentnost projektiranog stroja, i to: nosivost, brzina leta, domet, statički i dinamički strop, resurs, trajnost i cijena.

Projektni zadatak se utvrđuje u fazi predprojektnih studija, tijekom kojih se provode patentna pretraga, analiza postojećih tehničkih rješenja, istraživački i razvojni radovi. Glavna zadaća predprojektnog istraživanja je traženje i eksperimentalna provjera novih principa funkcioniranja projektiranog objekta i njegovih elemenata.

U fazi idejnog projekta odabire se aerodinamička shema, formira se izgled helikoptera i izračunavaju se glavni parametri koji osiguravaju postizanje navedenih karakteristika leta. Ovi parametri uključuju: težinu helikoptera, snagu pogonski sustav, dimenzije glavnog i repnog rotora, masa goriva, masa instrumentalne i posebne opreme. Rezultati proračuna se koriste u razvoju dijagram rasporeda helikopterom i izvlačenjem lista za centriranje za određivanje položaja središta mase.

Projektiranje pojedinih jedinica i sklopova helikoptera, uzimajući u obzir odabrana tehnička rješenja, provodi se u fazi izrade tehničkog projekta. U tom slučaju, parametri projektiranih jedinica moraju zadovoljiti vrijednosti koje odgovaraju nacrtu projekta. Neki od parametara se mogu poboljšati kako bi se optimizirao dizajn. Tijekom tehničkog projektiranja provode se aerodinamički proračuni čvrstoće i kinematički proračuni jedinica, odabir konstruktivnih materijala i konstrukcijskih shema.

U fazi radnog projekta, izrada radnih i montažnih crteža helikoptera, specifikacija, izbornih lista i dr. tehnička dokumentacija u skladu s prihvaćenim standardima

U ovom radu prikazana je metodologija za proračun parametara helikoptera u fazi idejnog projekta, koja se koristi za izradu kolegija iz discipline "Projektiranje helikoptera".

1. Proračun prve aproksimacijske težine uzlijetanja helikoptera

- masa korisnog tereta, kg; - težina posade, kg. -domet leta

kg.

2. Proračun parametara glavni rotor helikopter

2.1 Radijus R, m, glavni rotor helikoptera s jednim rotorom izračunava se po formuli:

, je uzletna težina helikoptera, kg;

g- ubrzanje gravitacije, jednako 9,81 m / s 2;

str- specifično opterećenje na području koje rotor briše,

str =3,14.

Specifična vrijednost opterećenja str na području koje je pometnuo vijak odabire se prema preporukama iznesenim u radu /1/: gdje je str = 280

Uzimamo polumjer rotora jednak R = 7.9

Kutna brzina w, s -1, rotacija glavnog rotora ograničena je vrijednošću periferne brzine w R krajeve lopatica, što ovisi o težini pri polijetanju

helikopter i napravljen w R = 232 m/s.

sa -1.

o/min

2.2 Relativna gustoća zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Proračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina

ekvivalentna štetna ploča: gdje S Eh = 2.5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na tlu V s, km/h:

gdje ja

km/h.

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu V dekan, km/h:

gdje ja= 1,09 ... 1,10 je koeficijent indukcije.

km/h.

2.4 Izračunavaju se relativne vrijednosti maksimalne i ekonomske na dinamičkom stropu horizontalnih brzina leta:

gdje V max= 250 km/h i V dekan= 182,298 km / h - brzina leta;

w R= 232 m / s - periferna brzina lopatica.

2.5 Proračun dopuštenog omjera potiska i punjenja rotora za maksimalnu brzinu na tlu i za ekonomičnu brzinu na dinamičnom stropu:

prip

2.6 Koeficijenti potiska glavnog rotora na tlu i na dinamičkom stropu:

2.7 Proračun punjenja rotora:

Punjenje glavnog rotora s izračunato za slučajeve leta pri najvećim i ekonomskim brzinama:

;

Kao izračunata vrijednost punjenja s glavni rotor je najveća vrijednost od s Vmax i s V dekan .

Uvod

Projektiranje helikoptera je složen proces koji se razvija tijekom vremena, podijeljen u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Zrakoplov koji se stvara mora ispunjavati tehničke zahtjeve i biti u skladu s tehničkim i ekonomskim karakteristikama navedenim u projektnoj specifikaciji. Projektni zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegove izvedbene karakteristike koje osiguravaju visoku ekonomsku učinkovitost i konkurentnost projektiranog stroja, a to su: nosivost, brzina leta, domet, statički i dinamički strop, resurs, trajnost i cijena.

U fazi idejnog projekta odabire se aerodinamička shema, formira se izgled helikoptera i izračunavaju se glavni parametri koji osiguravaju postizanje navedenih karakteristika leta. Ovi parametri uključuju: masu helikoptera, snagu pogonskog sustava, dimenzije glavnog i repnog rotora, masu goriva, masu instrumentalne i posebne opreme. Rezultati proračuna koriste se pri izradi rasporeda helikoptera i sastavljanju lista za poravnanje za određivanje položaja središta mase.

U fazi radnog projekta izvodi se izrada radnih i montažnih crteža helikoptera, specifikacija, popisa i druge tehničke dokumentacije u skladu s prihvaćenim standardima.

U ovom radu prikazana je metodologija za proračun parametara helikoptera u fazi idejnog projekta, koja se koristi za izradu kolegija iz discipline "Projektiranje helikoptera".

1. Proračun prve aproksimacijske težine uzlijetanja helikoptera

gdje je masa korisnog tereta, kg;

Težina posade, kg.

Domet leta

kg.

2. Proračun parametara glavnog rotora helikoptera

2.1 Radijus R, m, glavni rotor helikoptera s jednim rotoromizračunato po formuli:

gdje je uzletna težina helikoptera, kg;

g- ubrzanje gravitacije, jednako 9,81 m / s 2 ;

str - specifično opterećenje na području koje rotor briše,

 =3,14.

Specifična vrijednost opterećenjastrna području koje je pometnuo vijak odabire se prema preporukama iznesenim u radu /1/: gdje jestr= 280

Uzimamo polumjer rotora jednakR= 7.9

Kutna brzina , s -1 , rotacija rotora ograničena je vrijednošću periferne brzine Rkrajeve lopatica, što ovisi o uzletnoj težini helikoptera i bio R= 232 m/s.

S -1 .

o/min

2.2 Relativna gustoća zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Proračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

Relativna površina ekvivalentne štetne ploče određuje se:

GdjeS Eh = 2.5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na tlu V s , km/h:

gdjeja = 1,09…1,10 je koeficijent indukcije.

km/h.

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu V dekan , km/h:

gdjeja = 1,09…1,10 je koeficijent indukcije.

km/h.

2.4 Izračunavaju se relativne vrijednosti maksimalne i ekonomske na dinamičkom stropu horizontalne brzine leta:

gdjeV maks = 250 km/h iV dekan = 182,298 km / h - brzina leta;

 R= 232 m / s - periferna brzina lopatica.

2.5 Proračun dopuštenih omjera potiska i punjenja rotora za maksimalnu brzinu na tlu i za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu:

2.6 Koeficijenti potiska glavnog rotora na tlu i na dinamičkom stropu:

2.7 Proračun punjenja rotora:

Punjenje glavnog rotora  izračunato za slučajeve leta pri najvećim i ekonomskim brzinama:

;

Kao izračunata vrijednost punjenja  glavni rotor je najveća vrijednost od  Vmax i  V dekan :

Prihvacamo

Duljina akorda b i produljenje  lopatice rotora će biti jednake:

, gdje z l -broj lopatica rotora ( z l =3)

2.8 Relativno povećanje potiska rotoraza kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa:

gdje S f - područje vodoravne projekcije trupa;

S th - područje vodoravnog repa.

S f = 10 m 2 ;

S th = 1,5 m 2 .

3. Proračun snage pogonskog sustava helikoptera.

3.1 Izračun snage kada visi na statičkom stropu:

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u načinu lebdenja na statističkom stropu izračunava se po formuli:

gdje N H sv - potrebna snaga, W;

m 0 - težina pri polijetanju, kg;

g - ubrzanje gravitacije, m / s 2 ;

str - specifično opterećenje na području koje je odnio rotor, N / m 2 ;

 sv - relativna gustoća zraka u visini statičkog stropa;

 0 - relativna učinkovitost glavni rotor u lebdećem načinu (  0 =0.75);

Relativno povećanje potiska rotora kako bi se uravnotežio aerodinamički otpor trupa i vodoravnog repa:

3.2 Proračun gustoće snage u ravnom letu pri maksimalnoj brzini

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u ravnom letu pri maksimalnoj brzini izračunava se po formuli:

gdje je periferna brzina krajeva lopatica;

- relativna ekvivalentna štetna ploča;

ja Eh - koeficijent indukcije, određen ovisno o brzini leta sljedećim formulama:

, pri km/h,

, na km/h.

3.3 Proračun gustoće snage u letu na dinamičkom stropu s ekonomskom brzinom

Specifična snaga pogona glavnog rotora na dinamičkom stropu jednaka je:

gdje  dekan - relativna gustoća zraka na dinamičkom stropu,

V dekan - ekonomična brzina helikoptera na dinamičnom stropu,

3.4 Proračun gustoće snage u letu u blizini zemlje pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja

Gustoća snage potrebna za nastavak polijetanja ekonomičnom brzinom u slučaju kvara jednog motora izračunava se po formuli:

gdje je ekonomska brzina na tlu,

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta

3.5.1 Specifična smanjena snaga pri lebdenju na statičkom stropu jednaka je:

gdje je specifična karakteristika gasa, koja ovisi o visini statičkog stropa H sv a izračunava se po formuli:

 0 - faktor iskorištenja snage pogonskog sustava u lebdećem načinu rada, čija vrijednost ovisi o težini pri polijetanju helikopteram 0 :

na m 0 < 10 тонн

na 10 25 tona

na m 0 > 25 tona

3.5.2 Specifična smanjena snaga u ravnopravnom letu pri maksimalnoj brzini jednaka je:

gdje - faktor iskorištenja snage pri maksimalnoj brzini leta,

- karakteristike gasa motora, ovisno o brzini leta V maks :

;

3.5.3 Specifična smanjena snaga u letu na dinamičnom stropu s ekonomičnom brzinom V dekan jednako je:

i - stupanj prigušivanja motora, ovisno o visini dinamičkog stropa H i brzinu leta V dekan prema sljedećim karakteristikama prigušivanja:

;

3.5.4 Specifična smanjena snaga u letu blizu zemlje s ekonomskom brzinom u slučaju kvara jednog motora pri polijetanja jednaka je:

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta,

- stupanj prigušivanja motora u radu u nuždi,

n = 2 - broj helikopterskih motora.

3.5.5 Proračun potrebne snage pogonskog sustava

Za izračunavanje potrebne snage pogonskog sustava odabire se maksimalna vrijednost specifične smanjene snage:

Potreba za snagom N pogonski sustav helikoptera bit će jednak:

gdje m 01 - težina pri polijetanju helikoptera,

g = 9,81 m 2 / s - ubrzanje gravitacije.

uto,

3.6 Odabir motora

Uzmi dva turboosovinski motorVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) ukupna snaga svakog N =1,405∙10 6 W

MotorVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) dizajniran za ugradnju na nove generacije helikoptera, kao i za zamjenu motora na postojećim helikopterima radi poboljšanja njihovih letnih performansi. Stvoren je na temelju serijskog certificiranog motora TV3-117VMA i proizvodi se u Federalnom državnom jedinstvenom poduzeću „Tvornica imena V.Ya. Klimov".

4. Proračun mase goriva

Za izračunavanje mase goriva koja osigurava zadani domet leta potrebno je odrediti brzinu krstarenjaV kr ... Brzina krstarenja izračunava se metodom uzastopnih aproksimacija u sljedećem nizu:

a) uzima se vrijednost brzine krstarenja prve aproksimacije:

km / h;

b) izračunava se koeficijent indukcije ja Eh :

na km/h

c) određena je specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u letu u načinu krstarenja:

gdje je najveća vrijednost specifične smanjene snage pogonskog sustava,

- koeficijent promjene snage ovisno o brzini leta V kr 1 izračunato po formuli:

d) Izračunava se brzina krstarenja drugog prilaza:

e) Određuje se relativno odstupanje brzina prve i druge aproksimacije:

Kada je navedena brzina krstarenja prve aproksimacije V kr 1 , uzima se jednako izračunatoj brzini druge aproksimacije. Zatim se izračun ponavlja od točke b) i završava pod uvjetom.

Specifična potrošnja goriva izračunava se po formuli:

gdje je koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o načinu rada motora,

- koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o brzini leta,

- specifična potrošnja goriva u načinu polijetanja.

U slučaju krstarenja prihvaća se sljedeće:

;

na kW;

na kW.

kg / W ∙ sat,

Masa goriva potrošena na let m T bit će jednako:

gdje je specifična snaga potrošena pri brzini krstarenja,

- brzina krstarenja,

L - domet leta.

kg.

5. Određivanje mase komponenti i sklopova helikoptera.

5.1 Masa lopatica rotora određena je formulom:

gdje R - radijus glavnog rotora,

 - punjenje rotora,

kg,

5.2 Masa glavčine glavnog rotora izračunava se po formuli:

gdje k uto - težinski koeficijent čahure modernog dizajna,

k l - koeficijent utjecaja broja lopatica na masu čahure.

U izračunu možete uzeti:

kg/kN,

dakle, kao rezultat transformacija, dobivamo:

Za određivanje mase glavčine glavnog rotora potrebno je izračunati centrifugalnu silu koja djeluje na lopaticeN Centralna banka (u kN):

kN,

kg.

5.3 Težina regulacijskog sustava za povišenje tlaka, koji uključuje preklopnu ploču, hidraulički pojačivač, hidraulički upravljački sustav glavnog rotora izračunava se po formuli:

gdje b - akord oštrice,

k boo - koeficijent težine regulacijskog sustava za povišenje tlaka, koji se može uzeti jednakim 13,2 kg / m 3 .

kg.

5.4 Težine ručnog upravljačkog sustava:

gdje k RU - koeficijent težine ručnog upravljačkog sustava, uzet za helikoptere s jednim rotorom, jednak 25 kg / m.

kg.

5.5 Masa glavnog mjenjača ovisi o zakretnom momentu na osovini glavnog rotora i izračunava se po formuli:

gdje k izd - težinski koeficijent čija je prosječna vrijednost 0,0748 kg / (Nm) 0,8 .

Maksimalni zakretni moment na osovini rotora određen je kroz smanjenu snagu pogonskog sustavaN i brzina vrtnje vijka  :

gdje  0 - faktor iskorištenja snage pogonskog sustava čija se vrijednost uzima ovisno o težini helikoptera pri polijetanjum 0 :

na m 0 < 10 тонн

na 10 25 tona

na m 0 > 25 tona

N ∙ m,

Težina glavnog mjenjača:

kg.

5.6 Za određivanje mase pogonskih jedinica repnog rotora izračunava se njegov potisak T pv :

gdje M nv - zakretni moment na osovini rotora,

L pv - razmak između osi glavnog i repnog rotora.

Udaljenost između osi glavnog i repnog rotora jednaka je zbroju njihovih polumjera i zazora  između krajeva njihovih oštrica:

gdje  - razmak, uzet jednak 0,15 ... 0,2 m,

- polumjer repnog rotora, koji, ovisno o težini helikoptera pri uzlijetanju, iznosi:

u t,

na t.

Vlast N pv , potrošen na rotaciju repnog rotora, izračunava se po formuli:

gdje  0 - relativna učinkovitost repnog rotora, koja se može uzeti jednaka 0,6 ... 0,65.

uto,

Zakretni moment M pv koje prenosi osovina upravljača jednaka je:

N ∙ m,

gdje je frekvencija rotacije osovine upravljača,

S -1 ,

Moment koji prenosi prijenosno vratilo, N ∙ m, pri brzini n v = 3000 okretaja u minuti jednako je:

N ∙ m,

Težina m v prijenosno vratilo:

gdje k v - težinski faktor za prijenosno vratilo, koji iznosi 0,0318 kg / (Nm) 0,67 . kg

Vrijednost centrifugalne sile N CBD djelujući na lopatice repnog rotora i upijaju ga šarke glavčine,

Težina rukavca repnog rotora m uto izračunato po istoj formuli kao za glavni rotor:

gdje N Centralna banka - centrifugalna sila koja djeluje na oštricu,

k uto - faktor težine za rukav, uzet jednak 0,0527 kg / kN 1,35

k z - težinski koeficijent, ovisno o broju oštrica i izračunat po formuli: kg,

Masa električne opreme helikoptera izračunava se po formuli:

gdje L pv - udaljenost između osi glavnog i repnog rotora,

z l - broj lopatica rotora,

R - radijus glavnog rotora,

 l - relativno izduženje lopatica rotora,

k itd i k e-mail - faktori težine za električne žice i drugu električnu opremu, čije su vrijednosti jednake:

Proračun i konstrukcija stubova za slijetanje 3.4 Plaćanje i građenje ... / S 0,15 10. Opći podaci 10.1 Polijetanje težina zrakoplov kg m0 880 10 ...

Plaćanje letačke performanse zrakoplova An-124

Pregled >> Prijevoz

Tečaj iz aerodinamike" Plaćanje aerodinamičke karakteristike zrakoplov An ... i tip motora Polijetanje potisak jednog motora Polijetanje snaga jednog motora ... turbomlazni motor 23450 - Polijetanje težina zrakoplov Težina prazan natovareni zrakoplov Plati teret ...

Plaćanje zakon upravljanja uzdužnim gibanjem zrakoplova

Tečajni rad>> Prijevoz

Promjena položaja kretanja mise akcelerometar je fiksiran potenciometrijskim ili ... upravljačkim sustavom. Kao alat izračuni preporuča se korištenje MATLAB paketa, ... let; b) kada se parkira polijetanje traka; c) u slobodnom padu...

Priprema prije leta

Ispit >> Zrakoplovstvo i astronautika

Stvarni polijetanje masa određuje se brzina odlučivanja V1. Plaćanje maksimalna nosivost Nepromijenjena težina = težina ...

Povijest nastanka filma Ako sutra bude rat

Sažetak >> Kultura i umjetnost

...) Težina prazno: 1.348 kg Normalno polijetanje težina: 1.765 kg Maksimalna polijetanje težina: 1 859 kg Težina gorivo ... karakteristike: Kalibar, mm 152,4 Plaćanje, narod 10 Težina u spremljenom položaju, kg 4550 ...

Izračunajmo potisak glavnog rotora. Ako površinu (područje F) koju je vijak pomiče tijekom svoje rotacije smatramo neprobojnom ravninom, tada ćemo vidjeti da tlak pi djeluje na ovu ravninu odozgo, a tlak p2 odozdo, a p-2 je veći od px.

Iz drugog zakona mehanike poznato je da masa dobiva ubrzanje samo kada na nju djeluje neka sila. Štoviše, ta je sila jednaka umnošku mase i akceleracije i usmjerena je prema ubrzanju (u našem slučaju prema dolje).

Kakva je to moć? S jedne strane, očito je da je ta sila rezultat djelovanja propelera na zrak. S druge strane, je li? sila prema trećem zakonu mehanike treba odgovarati jednakoj po veličini i suprotnom smjeru djelovanja zraka na vijak. Ovo posljednje nije ništa drugo nego sila potiska propelera.

Međutim, ako pogledamo dinamometar koji mjeri stvarni potisak propelera, otkrit ćemo da je naš izračun donekle netočan. U stvarnosti će potisak biti manji, budući da smo rad propelera smatrali idealnim i nismo uzeli u obzir gubitke energije zbog trenja i uvijanja struje zraka iza propelera.

Zapravo, čestice zraka se približavaju vijku, imajući ne samo induktivnu brzinu u aksijalnom smjeru, okomito na ravninu rotacije, već i brzinu uvijanja. Stoga se pri proračunu induktivnih brzina njihova usisavanja i odbacivanja u2 uzima u obzir i uvijanje zraka tijekom rotacije rotora.

U formuli potiska koeficijent uzgona su sličan je koeficijentu potiska; brzina leta odgovara perifernoj brzini krajeva lopatica propelera, polumjera r i kutne brzine, površina krila 5 odgovara površini diska koji propeler pomiče, br2. Koeficijent se određuje iz krivulje propuštanja danog propelera pod različitim kutovima napada.

Vrijednost bezdimenzionalnog koeficijenta potiska za određeni, već kreirani propeler koji radi u ovom načinu rada može se izračunati tako da se potisak propelera T, izražen u kilogramima, podijeli s umnoškom ostalih parametara propelera, koji također ima dimenziju potisne sile kg. .

Utvrdili smo da ako se uzgon zrakoplova stvara bacanjem zraka krilom prema dolje, onda se uzgon helikoptera stvara bacanjem zraka dolje iz glavnog rotora.

Kada helikopter ima brzinu naprijed, tada se prirodno povećava volumen zraka bačenog prema dolje.

Zbog toga, na račun iste snage, glavni rotor helikoptera s brzinom naprijed razvija više potiska od rotora visećeg helikoptera.

Obrnuto, da bi se stvorio isti potisak, manje snage mora se prenijeti na rotor helikoptera s brzinom naprijed nego na rotor visećeg helikoptera.

Smanjenje potrebne snage s povećanjem brzine događa se samo do određene vrijednosti brzine, pri čemu povećanje otpora zraka kretanju helikoptera ne samo da apsorbira povećanje snage, već čak i zahtijeva povećanje snage. .

Sila dizanja a potisak za translatorno gibanje helikoptera stvara glavni rotor. Po tome se razlikuje od aviona i jedrilice, kod kojih silu dizanja pri kretanju u zraku stvara nosiva površina - krilo čvrsto povezano s trupom, a potisak - propeler ili mlazni motor(sl. 6).

U principu, let zrakoplova i helikoptera može biti analogan. U oba slučaja sila dizanja nastaje zbog interakcije dvaju tijela: zraka i zrakoplova (avion ili helikopter).

Prema zakonu jednakosti djelovanja i reakcije proizlazi da kojom silom zrakoplov djeluje na zrak (težinom ili gravitacijom), istom silom zrak djeluje na zrakoplov (sila dizanja).

Tijekom leta zrakoplova događa se sljedeća pojava: nadolazeća struja zraka struji oko krila i spušta se prema dolje iza krila. Ali zrak je neraskidiv, prilično viskozan medij, a u ovoj košnji ne sudjeluje samo sloj zraka koji se nalazi u neposrednoj blizini površine krila, već i njegovi susjedni slojevi. Dakle, pri strujanju oko krila, svake sekunde se prilično značajan volumen zraka naginje prema dolje unatrag, približno jednak volumenu cilindra, čiji je poprečni presjek kružnica promjera jednaka rasponu krila, a duljina je brzina leta u sekundi. Ovo nije ništa više od drugog protoka zraka koji je uključen u stvaranje uzgona krila (slika 7).

Riža. 7. Volumen zraka uključen u stvaranje uzgona zrakoplova

Iz teorijske mehanike je poznato da je promjena količine gibanja u jedinici vremena jednaka sili koja djeluje:

gdje R - djelujuća sila;

kao rezultat interakcije s krilom zrakoplova. Posljedično, podizanje krila će biti jednako drugom povećanju količine okomitog gibanja u izlaznom mlazu.

i -brzina nagiba toka iza krila okomito u m / sek. Na isti način, ukupna aerodinamička sila glavnog rotora helikoptera može se izraziti kroz drugi protok zraka i brzinu protoka zraka (induktivna brzina izlazne struje zraka).

Rotirajući glavni rotor briše površinu, koja se može zamisliti kao nosač, slično krilu aviona (slika 8). Zrak koji struji kroz površinu koju je odnio rotor, kao rezultat interakcije s rotirajućim lopaticama, izbacuje se prema dolje induktivnom brzinom i. U slučaju vodoravnog ili nagnutog leta, zrak struji na površinu koju rotor briše pod određenim kutom (koso puhanje). Poput zrakoplova, volumen zraka uključen u stvaranje pune aerodinamičke sile glavnog rotora može se predstaviti kao cilindar čija je osnovna površina jednaka površini koju odnese glavni rotor, a duljina je jednaka brzini leta , izraženo u m / sek.

Kada glavni rotor radi na mjestu ili u vertikalnom letu (puhanje naprijed), smjer strujanja zraka poklapa se s osi glavnog rotora. U tom će slučaju zračni cilindar biti postavljen okomito (slika 8, b). Ukupna aerodinamička sila glavnog rotora izražava se kao umnožak mase zraka koja struji kroz površinu koju glavni rotor odnese u jednoj sekundi induktivnom brzinom izlaznog mlaza:

induktivna brzina izlaznog mlaza u m / sek. Treba napomenuti da u razmatranim slučajevima, kako za krilo zrakoplova tako i za glavni rotor helikoptera za induktivnu brzinu i uzima se induktivna brzina izlaznog mlaza na nekoj udaljenosti od površine ležaja. Induktivna brzina strujanja zraka koja nastaje na samoj površini ležaja je polovica vrijednosti.

Ovakvo tumačenje podrijetla podizanja krila ili ukupne aerodinamičke sile glavnog rotora nije sasvim točno i vrijedi samo u idealnom slučaju. Ono samo načelno ispravno i jasno objašnjava fizičko značenje fenomena. Ovdje je prikladno istaknuti jednu vrlo važnu okolnost koja proizlazi iz analiziranog primjera.

Ako je ukupna aerodinamička sila rotora izražena kao umnožak mase zraka koja struji kroz površinu koju rotor pomiče induktivnom brzinom, a volumen te mase je cilindar, čija je osnova površina koju rotor pomiče rotora, a duljina je brzina leta, onda je apsolutno jasno da se stvara konstantan potisak (npr. jednak težini helikoptera) pri većoj brzini leta, a samim tim i uz veći volumen zraka koji se baca , potrebna je niža induktivna brzina, a time i manja snaga motora.

Naprotiv, za održavanje helikoptera u zraku dok "lebdi" u mjestu potrebna je veća snaga nego tijekom leta s određenom brzinom naprijed, pri kojoj dolazi do suprotnog strujanja zraka zbog kretanja helikoptera.

Drugim riječima, uz utrošak iste snage (na primjer, nazivne snage motora) u slučaju kosog leta s dovoljno velikom brzinom, može se postići viši strop nego kod okomitog uspona, kada je ukupna brzina putovanja

helikopter je manji nego u prvom slučaju. Dakle, helikopter ima dva stropa: statički kada se visina postigne u vertikalnom letu, i dinamičan kada se visina postiže kosim letom, a dinamički strop je uvijek viši od statičkog.

U radu glavnog rotora helikoptera i propelera zrakoplova postoje mnoge sličnosti, ali postoje i temeljne razlike, o kojima će biti riječi kasnije.

Uspoređujući njihov rad, može se vidjeti da ukupna aerodinamička sila, a time i potisak glavnog rotora helikoptera, koji je sastavni dio sile

Ru smjeru osi glavčine, uvijek više (5-8 puta) s istom snagom motora i istom težinom zrakoplov zbog činjenice da je promjer glavnog rotora helikoptera nekoliko puta veći od promjera propelera zrakoplova. U ovom slučaju, brzina odbijanja zraka na glavnom rotoru manja je od brzine odbijanja na propeleru.

Veličina potiska glavnog rotora u velikoj mjeri ovisi o njegovom promjeru.

Di broj okretaja. Kada se promjer propelera udvostruči, njegov potisak će se povećati otprilike 16 puta; ako se broj okretaja udvostruči, potisak će se povećati otprilike 4 puta. Osim toga, potisak glavnog rotora ovisi i o gustoći zraka ρ, kutu lopatice φ (nagibu glavnog rotora),geometrijske i aerodinamičke karakteristike ovog propelera, kao i na način leta. Utjecaj posljednja četiri čimbenika obično se izražava u formulama potiska propelera kroz koeficijent potiska i T . .

Dakle, potisak glavnog rotora helikoptera bit će proporcionalan:

- koeficijent potiska............. α r
Valja napomenuti da na veličinu potiska pri letenju u blizini tla utječe tzv. "zračni jastuk", zbog kojeg helikopter može poletjeti sa zemlje i podići se nekoliko metara uz potrošnju energije manju od potrebne. da "lebdi" na visini od 10 15 m. Dostupnost " zračni jastuk”Objašnjava se činjenicom da zrak koji baca propeler udara o tlo i pomalo je komprimiran, odnosno povećava njegovu gustoću. Učinak "zračnog jastuka" posebno je jak kada propeler radi blizu tla. Zbog kompresije zraka, potisak rotora se u ovom slučaju, uz istu potrošnju energije, povećava za 30
40%. Međutim, s udaljenosti od tla, taj se učinak brzo smanjuje, a na visini leta jednakoj polovici promjera propelera, "zračni jastuk" povećava potisak samo za 15 20%. Visina "zračnog jastuka" približno je jednaka promjeru glavnog rotora. Nadalje, povećanje potiska nestaje.
Za grubi izračun potiska rotora u lebdećem načinu, koristi se sljedeća formula:
koeficijent koji karakterizira aerodinamičku kvalitetu glavnog rotora i učinak "zračnog jastuka". Ovisno o karakteristikama rotora, vrijednost koeficijenta a kada lebdi blizu tla, može imati vrijednosti od 15 - 25.

Glavni rotor helikoptera ima iznimno važno svojstvo - mogućnost stvaranja uzgona u samorotacijskom (autorotacijskom) načinu rada u slučaju zaustavljanja motora, što helikopteru omogućuje sigurno klizanje ili padobransko spuštanje i slijetanje.

Rotirajući glavni rotor održava potreban broj okretaja prilikom klizanja ili padobrana ako su njegove lopatice pomaknute pod malim kutom nagiba

(l - 5 0) 1. Istodobno, sila dizanja se zadržava, osiguravajući spuštanje s konstantnom vertikalnom brzinom (6-10 m/s), s naknadno njegovo smanjenje pri niveliranju prije sadnje do l - 1,5 m / sek.

Značajna je razlika u radu glavnog rotora u slučaju leta motora, kada se snaga iz motora prenosi na propeler, te u slučaju samorotacijskog leta, kada on prima energiju za rotaciju rotora. rotora od nadolazeće struje zraka.

U letu motora nadolazeći zrak ulazi u rotor odozgo ili odozgo pod kutom. Kada propeler radi u načinu samookretanja, zrak teče na ravninu rotacije odozdo ili pod kutom odozdo (slika 9). Nagib strujanja iza rotora u oba slučaja bit će usmjeren prema dolje, budući da će induktivna brzina, prema teoremu o količini gibanja, biti usmjerena točno suprotno od potiska, odnosno približno dolje duž osi rotora.

Ovdje govorimo o učinkovitom kutu ugradnje, za razliku od konstruktivnog.

Osnove aerodinamike glavnog rotora. Dizajn kolegija Karakteristika formule dizanja helikoptera

Druga faza proračuna propelera

Treća faza proračuna propelera

Plaćanje letačke performanse zrakoplova An-124

Plaćanje zakon upravljanja uzdužnim gibanjem zrakoplova

Priprema prije leta

Povijest nastanka filma Ako sutra bude rat

Popularan